EP3696081A1 - Method for assembling two parts and method for assembling two sections of an aircraft - Google Patents

Method for assembling two parts and method for assembling two sections of an aircraft Download PDF

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EP3696081A1
EP3696081A1 EP20152023.6A EP20152023A EP3696081A1 EP 3696081 A1 EP3696081 A1 EP 3696081A1 EP 20152023 A EP20152023 A EP 20152023A EP 3696081 A1 EP3696081 A1 EP 3696081A1
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EP
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holes
final
pilot holes
connecting elements
drilling
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EP20152023.6A
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Eric FARRE
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Airbus Operations SAS
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Airbus Operations SAS
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    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/068—Fuselage sections
    • B64C1/069—Joining arrangements therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
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    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0081—Fuselage structures substantially made from particular materials from metallic materials

Abstract

L'invention a pour objet un procédé d'assemblage de première et deuxième pièces (16, 18), caractérisé en ce qu'il comprend, avant la mise en place d'éléments de liaison temporaires dans des premiers et deuxièmes avant-trous (24, 28), les étapes :- de réalisation des premiers avant-trous (24) dans la première pièce (16),- de dépose d'un mastic d'étanchéité (26) sur au moins l'une des première et deuxième faces de contact (S16, S18) des première et deuxième pièces (16, 18),- d'accostage des première et deuxième pièces (16, 18), et- de réalisation des deuxièmes avant-trous (28) dans la deuxième pièce (18) en utilisant un outil de perçage (30) relié à un système d'aspiration (36) et équipé d'un canon de perçage (38) comportant une première partie (44) qui présente un diamètre extérieur inférieur ou égal à celui des premiers avant-trous (24) et une première extrémité (44.1) en appui contre la deuxième face de contact (S18) de la deuxième pièce (18) lors de la réalisation des deuxièmes avant-trous (28).The subject of the invention is a method for assembling first and second parts (16, 18), characterized in that it comprises, before the installation of temporary connecting elements in first and second pilot holes ( 24, 28), the steps: - for producing the first pilot holes (24) in the first part (16), - for depositing a sealing mastic (26) on at least one of the first and second contact faces (S16, S18) of the first and second parts (16, 18), - docking of the first and second parts (16, 18), and - production of the second pilot holes (28) in the second part (18) using a drilling tool (30) connected to a suction system (36) and equipped with a drilling barrel (38) comprising a first part (44) which has an outer diameter less than or equal to that first pilot holes (24) and a first end (44.1) resting against the second contact face (S18) of the second part (18) during the production of the second front -holes (28).

Description

La présente demande se rapporte à un procédé d'assemblage de deux pièces ainsi qu'à un procédé d'assemblage de deux tronçons d'un aéronef.The present application relates to a method of assembling two parts as well as to a method of assembling two sections of an aircraft.

Selon un mode de réalisation, un aéronef comprend plusieurs tronçons réalisés indépendamment les uns des autres, positionnés bout à bout et assemblés les uns aux autres grâce à une pluralité d'éléments de liaison finaux, comme des rivets ou des boulons par exemple, logés dans des trous finaux présentant un diamètre donné.According to one embodiment, an aircraft comprises several sections produced independently of each other, positioned end to end and assembled to each other thanks to a plurality of final connecting elements, such as rivets or bolts for example, housed in final holes having a given diameter.

Selon un mode opératoire connu, les deux tronçons à assembler sont préassemblés puis percés pour réaliser des avant-trous présentant un diamètre inférieur à celui des trous finaux. En suivant, les deux tronçons sont désassemblés puis nettoyés. Les surfaces de contact de chacun des tronçons sont enduites d'un mastic d'étanchéité à l'air et à l'eau, puis les deux tronçons sont de nouveau assemblés. Des éléments de liaison temporaires sont mis en place dans les avant-trous pour maintenir les deux tronçons lors de la réalisation des trous finaux et de la pose des éléments de liaison finaux entre les éléments de liaison temporaires. Enfin, les éléments de liaison temporaires sont retirés, les avant-trous repercés au diamètre des trous finaux et des éléments de liaison finaux sont mis en place dans les trous finaux pour remplacer les éléments de liaison temporaires.According to a known procedure, the two sections to be assembled are pre-assembled and then drilled to produce pilot holes having a diameter smaller than that of the final holes. Next, the two sections are disassembled and then cleaned. The contact surfaces of each of the sections are coated with an air and water sealant, then the two sections are assembled again. Temporary connecting elements are placed in the pilot holes to maintain the two sections when making the final holes and when laying the final connecting elements between the temporary connecting elements. Finally, the temporary connecting elements are removed, the pilot holes re-drilled to the diameter of the final holes and final connecting elements are placed in the final holes to replace the temporary connecting elements.

Un procédé d'assemblage de deux pièces utilisant des éléments de liaison temporaires est notamment décrit dans le document US2010308171 .A method of assembling two parts using temporary connecting elements is described in particular in the document US2010308171 .

Ce mode opératoire n'est pas pleinement satisfaisant car les opérations de pré-assemblage, de désassemblage puis de remontage tendent à augmenter la durée du procédé d'assemblage.This operating mode is not fully satisfactory because the operations of pre-assembly, disassembly and then reassembly tend to increase the duration of the assembly process.

La présente invention vise à remédier à tout ou partie des inconvénients de l'art antérieur.The present invention aims to remedy all or part of the drawbacks of the prior art.

A cet effet, l'invention a pour objet un procédé d'assemblage de première et deuxième pièces reliées dans un état assemblé par une pluralité d'éléments de liaison finaux, les première et deuxième pièces présentant des première et deuxième faces de contact en regard l'une de l'autre dans l'état assemblé ainsi que des trous finaux dans lesquels sont logés les éléments de liaison finaux.To this end, the invention relates to a method of assembling first and second parts connected in an assembled state by a plurality of final connecting elements, the first and second parts having first and second contact faces in sight of each other in the assembled state as well as of the final holes in which the final connecting elements are housed.

Selon l'invention, le procédé d'assemblage comprend les étapes :

  • de réalisation de premiers avant-trous dans la première pièce,
  • de dépose d'un mastic d'étanchéité sur au moins l'une des première et deuxième faces de contact,
  • d'accostage des première et deuxième pièces,
  • de réalisation de deuxièmes avant-trous dans la deuxième pièce en utilisant un outil de perçage relié à un système d'aspiration et équipé d'un canon de perçage comportant une première partie qui présente un diamètre extérieur inférieur ou égal à celui des premiers avant-trous et une première extrémité en appui contre la deuxième face de contact de la deuxième pièce lors de la réalisation des deuxièmes avant-trous,
  • de mise en place d'éléments de liaison temporaires positionnés dans les premiers et deuxièmes avant-trous,
  • de réalisation de trous finaux entre les éléments de liaison temporaires et de mise en place des éléments de liaison définitifs dans lesdits trous finaux,
  • de retrait des éléments de liaison temporaires, de perçage des trous finaux à la place des premiers et deuxièmes avant-trous et de mise en place des éléments de liaison définitifs dans lesdits trous finaux.
According to the invention, the assembly method comprises the steps:
  • making the first pilot holes in the first part,
  • depositing a sealing mastic on at least one of the first and second contact faces,
  • docking of the first and second parts,
  • making second pilot holes in the second part using a drilling tool connected to a suction system and equipped with a drilling barrel comprising a first part which has an outer diameter less than or equal to that of the first front holes holes and a first end resting against the second contact face of the second part when making the second pilot holes,
  • installation of temporary connecting elements positioned in the first and second pilot holes,
  • making final holes between the temporary connecting elements and placing the final connecting elements in said final holes,
  • removing the temporary connecting elements, drilling the final holes in place of the first and second pilot holes and placing the final connecting elements in said final holes.

La présence de mastic d'étanchéité entre les première et deuxième faces de contact et l'usage d'un canon de perçage prenant appui contre la deuxième face de contact de la deuxième pièce permettent d'obtenir une étanchéité entre le canon de perçage et la deuxième pièce lors du perçage des deuxièmes avant-trous et l'aspiration par le système d'aspiration de tous les déchets produits lors du perçage. Ainsi, il n'est plus nécessaire de désassembler les première et deuxième pièces pour nettoyer les première et deuxième faces de contact puis de les réassembler pour la mise en place des éléments de liaison finaux.The presence of sealing mastic between the first and second contact faces and the use of a piercing barrel bearing against the second contact face of the second part make it possible to obtain a seal between the piercing barrel and the second part when drilling the second pilot holes and the suction by the suction system of all waste produced during drilling. Thus, it is no longer necessary to disassemble the first and second parts to clean the first and second contact faces and then to reassemble them for the establishment of the final connecting elements.

Selon une autre caractéristique, le diamètre extérieur de la première partie du canon de perçage est égal à celui des premiers avant-trous pour que la première partie du canon de perçage soit emmanchée dans l'un des premiers avant-trous.According to another characteristic, the outside diameter of the first part of the drilling barrel is equal to that of the first pilot holes so that the first part of the drilling barrel is fitted into one of the first pilot holes.

Selon une autre caractéristique, la première partie du canon de perçage a une épaisseur de l'ordre de 0,6 mm.According to another characteristic, the first part of the piercing barrel has a thickness of the order of 0.6 mm.

Selon une autre caractéristique, chaque élément de liaison temporaire est une vis autoforeuse comportant un corps cylindrique fileté ainsi qu'une tête, ledit corps cylindrique fileté présentant un diamètre inférieur à celui des premiers avant-trous et étant configuré pour obtenir un vissage de la vis autoforeuse dans l'un des deuxièmes avant-trous.According to another characteristic, each temporary connecting element is a self-drilling screw comprising a threaded cylindrical body and a head, said threaded cylindrical body having a diameter smaller than that of the first pilot holes and being configured to obtain screwing of the screw. self-drilling in one of the second pilot holes.

L'invention a également pour objet un procédé d'assemblage de deux tronçons d'un aéronef mettant en œuvre le procédé d'assemblage selon l'une des caractéristiques précédentes.The subject of the invention is also a method for assembling two sections of an aircraft implementing the method for assembling according to one of the preceding characteristics.

D'autres caractéristiques et avantages ressortiront de la description de l'invention qui va suivre, description donnée à titre d'exemple uniquement, en regard des dessins annexés parmi lesquels :

  • La figure 1 est une vue latérale d'un aéronef,
  • La figure 2 est une vue latérale de deux tronçons d'aéronef avant d'être assemblés qui illustre un mode de réalisation de l'invention,
  • La figure 3 est une coupe de deux pièces à assembler montrant une étape de réalisation d'avant-trous dans une des deux pièces à assembler qui illustre un mode de réalisation de l'invention,
  • La figure 4 est une coupe longitudinale des deux pièces visibles sur la figure 3 après une étape d'enduction,
  • La figure 5 est une coupe longitudinale d'un outil de perçage qui illustre un mode de réalisation de l'invention avant une étape de perçage,
  • La figure 6 est une coupe longitudinale de l'outil de perçage visible sur la figure 5 après l'étape de perçage,
  • La figure 7 est une coupe des deux pièces à assembler et d'un élément de liaison temporaire qui illustre un mode de réalisation de l'invention, au début du vissage,
  • La figure 8 est une coupe des deux pièces à assembler et de l'élément de liaison temporaire visibles sur la figure 7, en fin de vissage,
  • La figure 9 est une coupe de deux pièces à assembler reliées par un élément de liaison temporaire qui illustre une étape de réalisation d'un trou final,
  • La figure 10 est une coupe des deux pièces visibles sur la figure 9 qui illustre une étape de mise en place d'un élément de liaison définitif,
  • La figure 11 est une coupe des deux pièces visibles sur la figure 9 qui illustre une étape de réalisation d'un trou final à la place de l'élément de liaison temporaire, et
  • La figure 12 est une coupe des deux pièces visibles sur la figure 9 qui illustre une étape de mise en place d'un élément de liaison définitif à la place de l'élément de liaison temporaire.
Other characteristics and advantages will emerge from the description of the invention which follows, description given by way of example only, with reference to the appended drawings, among which:
  • The figure 1 is a side view of an aircraft,
  • The figure 2 is a side view of two sections of an aircraft before being assembled which illustrates an embodiment of the invention,
  • The figure 3 is a section of two parts to be assembled showing a step of producing pilot holes in one of the two parts to be assembled which illustrates an embodiment of the invention,
  • The figure 4 is a longitudinal section of the two parts visible on the figure 3 after a coating step,
  • The figure 5 is a longitudinal section of a drilling tool which illustrates an embodiment of the invention before a drilling step,
  • The figure 6 is a longitudinal section of the drilling tool visible on the figure 5 after the drilling step,
  • The figure 7 is a cross section of the two parts to be assembled and of a temporary connecting element which illustrates an embodiment of the invention, at the start of screwing,
  • The figure 8 is a section of the two parts to be assembled and the temporary connecting element visible on the figure 7 , at the end of screwing,
  • The figure 9 is a cross section of two parts to be assembled connected by a temporary connecting element which illustrates a step of making a final hole,
  • The figure 10 is a section of the two parts visible on the figure 9 which illustrates a step in the installation of a final connecting element,
  • The figure 11 is a section of the two parts visible on the figure 9 which illustrates a step of making a final hole in place of the temporary connecting element, and
  • The figure 12 is a section of the two parts visible on the figure 9 which illustrates a step of fitting a definitive connecting element in place of the temporary connecting element.

Sur la figure 1, on a représenté un aéronef 10 qui comprend un fuselage 12 ainsi que des ailes 14 positionnées de part et d'autre du fuselage 12.On the figure 1 , there is shown an aircraft 10 which comprises a fuselage 12 as well as wings 14 positioned on either side of the fuselage 12.

Selon un mode de réalisation visible sur la figure 2, le fuselage 12 comprend plusieurs tronçons 16, 18 réalisés indépendamment les uns des autres, positionnés bout à bout et assemblés les uns aux autres grâce à une pluralité d'éléments de liaison finaux 20 (visibles sur la figure 12), comme des rivets ou des boulons par exemple, logés dans des trous finaux 22 présentant un diamètre donné.According to an embodiment visible on the figure 2 , the fuselage 12 comprises several sections 16, 18 produced independently of each other, positioned end to end and assembled to each other thanks to a plurality of final connecting elements 20 (visible on the figure 12 ), such as rivets or bolts for example, housed in final holes 22 having a given diameter.

Selon une configuration, un premier tronçon 16 présente un premier bord circulaire 16.1 emmanché dans un deuxième bord circulaire 18.1 d'un deuxième tronçon 18. Le premier bord circulaire 16.1 est relié au deuxième bord circulaire 18.1 par au moins une série d'éléments de liaison finaux 20 positionnés dans au moins un plan transversal. L'invention n'est pas limitée à l'assemblage de deux tronçons du fuselage. Elle peut s'appliquer à d'autres tronçons de l'aéronef, comme par exemple les tronçons d'une voilure d'aéronef.According to one configuration, a first section 16 has a first circular edge 16.1 fitted into a second circular edge 18.1 of a second section 18. The first circular edge 16.1 is connected to the second circular edge 18.1 by at least one series of connecting elements end 20 positioned in at least one transverse plane. The invention is not limited to the assembly of two sections of the fuselage. It can be applied to other sections of the aircraft, such as for example the sections of an aircraft wing.

Les premier et deuxième tronçons 16, 18 ne sont pas plus décrits car ils peuvent être identiques à ceux de l'art antérieur. De même, l'invention n'est pas limitée à l'assemblage de deux tronçons 16, 18. Elle peut être utilisée plus largement pour assembler au moins deux pièces 16, 18 grâce à plusieurs éléments de liaison finaux 20. Lorsque les première et deuxième pièces 16 et 18 sont à l'état assemblé, la première pièce 16 comprend une première face de contact S16 en regard de la deuxième pièce 18 et cette dernière comprend une deuxième face de contact S18 en regard de la première pièce 16.The first and second sections 16, 18 are not further described because they can be identical to those of the prior art. Likewise, the invention is not limited to the assembly of two sections 16, 18. It can be used more widely to assemble at least two parts 16, 18 by virtue of several final connecting elements 20. When the first and second parts 16 and 18 are in the assembled state, the first part 16 comprises a first contact face S16 facing the second part 18 and the latter comprises a second contact face S18 facing the first part 16.

Le procédé d'assemblage comprend une étape de réalisation de premiers avant-trous 24 dans la première pièce 16. Chaque premier avant-trou 24 a un diamètre inférieur ou égal à celui d'un trou final 22. Chaque premier avant-trou 24 est positionné à l'emplacement d'un trou final 22.The assembly method comprises a step of making first pilot holes 24 in the first part 16. Each first pilot hole 24 has a diameter less than or equal to that of a final hole 22. Each first pilot hole 24 is positioned at the location of a final hole 22.

Selon un mode opératoire, les premiers avant-trous 24 sont réalisés par perçage. Bien entendu, l'invention n'est pas limitée à ce mode de réalisation. Ainsi, les premiers avant-trous 24 pourraient être réalisés lors de la réalisation de la première pièce 16.According to one operating mode, the first pilot holes 24 are made by drilling. Of course, the invention is not limited to this embodiment. Thus, the first pilot holes 24 could be made during the production of the first part 16.

Le procédé d'assemblage comprend une étape de dépose d'un mastic d'étanchéité 26 sur au moins l'une des première et deuxième faces de contact S16, S18. Selon un mode de réalisation, les première et deuxième faces de contact S16, S18 sont enduites de mastic d'étanchéité 26. Le mastic d'étanchéité 26 et le mode opératoire de dépose du mastic d'étanchéité 26 ne sont pas plus décrits car ils peuvent être identiques à ceux de l'art antérieur.The assembly method comprises a step of depositing a sealing mastic 26 on at least one of the first and second contact faces S16, S18. According to a mode of embodiment, the first and second contact faces S16, S18 are coated with sealing mastic 26. The sealing mastic 26 and the procedure for removing the sealing mastic 26 are not further described because they may be identical to those of the prior art.

Le procédé d'assemblage comprend une étape d'accostage des première et deuxième pièces 16, 18 de sorte que le mastic d'étanchéité 26 soit intercalé entre les première et deuxième faces de contact S16, S18, comme illustré sur la figure 5. A l'issue de cette étape, les première et deuxième pièces 16 et 18 sont positionnées approximativement comme à l'état assemblé.The assembly method comprises a step of docking the first and second parts 16, 18 so that the sealing mastic 26 is interposed between the first and second contact faces S16, S18, as illustrated in figure figure 5 . At the end of this step, the first and second parts 16 and 18 are positioned approximately as in the assembled state.

Le procédé d'assemblage comprend une étape de réalisation de deuxièmes avant-trous 28 dans la deuxième pièce 18 coaxiaux aux premiers avant-trous 24 présents dans la première pièce 16. Les deuxièmes avant-trous 28 ont un diamètre inférieur à celui des premiers avant-trous 24.The assembly method comprises a step of making second pilot holes 28 in the second part 18 coaxial with the first pilot holes 24 present in the first part 16. The second pilot holes 28 have a diameter smaller than that of the first front holes. -holes 24.

Selon un mode de réalisation visible sur les figures 5 et 6, chaque deuxième avant-trou 28 est réalisé par perçage en utilisant un outil de perçage 30 comportant un foret 32 ainsi qu'un embout 34 dans lequel est positionné le foret 32, ledit embout 34 étant relié à un système d'aspiration 36 et équipé d'un canon de perçage 38.According to one embodiment visible on the figures 5 and 6 , each second pilot hole 28 is produced by drilling using a drilling tool 30 comprising a drill bit 32 as well as a tip 34 in which the drill bit 32 is positioned, said tip 34 being connected to a suction system 36 and equipped a drill barrel 38.

L'embout 32 comprend un corps cylindrique 40 présentant un piquage 42 relié au système d'aspiration 36. Le foret 32 présente un diamètre égal au diamètre des deuxièmes avant-trous 28.The end piece 32 comprises a cylindrical body 40 having a tap 42 connected to the suction system 36. The drill bit 32 has a diameter equal to the diameter of the second pilot holes 28.

Le canon de perçage 38 comprend une première partie 44 tubulaire qui s'étend entre des première et deuxième extrémités 44.1, 44.2 et qui présente un diamètre intérieur approximativement égal à celui du foret 32 et un diamètre extérieur inférieure ou égal au diamètre des premiers avant-trous 24. Le canon de perçage 38 comprend également une deuxième partie 46 configurée pour relier la deuxième extrémité 44.2 de la première partie 44 et l'embout 34.The drill barrel 38 comprises a first tubular portion 44 which extends between first and second ends 44.1, 44.2 and which has an inside diameter approximately equal to that of the drill bit 32 and an outside diameter less than or equal to the diameter of the first fronts. holes 24. The drilling barrel 38 also comprises a second part 46 configured to connect the second end 44.2 of the first part 44 and the end piece 34.

Selon un mode de réalisation, la première partie 44 a une épaisseur E de l'ordre de 0,6 mm.According to one embodiment, the first part 44 has a thickness E of the order of 0.6 mm.

En fonctionnement, lorsque le diamètre extérieur de la première partie 44 du canon de perçage 38 est inférieur ou égal au diamètre des premiers avant-trous 24, la première extrémité 44.1 de la première partie est en appui contre la face de contact S18 de la deuxième pièce 18. Lorsque le diamètre extérieur de la première partie 44 du canon de perçage 38 est égal au diamètre des premiers avant-trous 24, la première partie 44 du canon de perçage 38 est emmanchée dans l'un des premiers avant-trous 24 et le foret 32 est coaxial au premier avant-trou 24.In operation, when the outside diameter of the first part 44 of the drilling barrel 38 is less than or equal to the diameter of the first pilot holes 24, the first end 44.1 of the first part bears against the contact face S18 of the second part 18. When the outside diameter of the first part 44 of the drilling barrel 38 is equal to the diameter of the first pilot holes 24, the first part 44 of the barrel hole 38 is fitted into one of the first pilot holes 24 and the drill bit 32 is coaxial with the first pilot hole 24.

La présence du mastic d'étanchéité 26 entre les première et deuxième faces de contact S16 et S18 permet d'obtenir une étanchéité entre le canon de perçage 38 et la deuxième pièce 18 lors du perçage des deuxièmes avant-trous 28. Par conséquent, tous les déchets produits lors du perçage des deuxièmes avant-trous 28 sont aspirés par le système d'aspiration 36. Selon l'invention, il n'est plus nécessaire de désassembler les première et deuxième pièces 16 et 18 pour nettoyer l'interface entre les première et deuxième faces de contact S16, S18, ce qui permet de réduire la durée du procédé d'assemblage.The presence of the sealing mastic 26 between the first and second contact faces S16 and S18 makes it possible to obtain a seal between the drilling bush 38 and the second part 18 when drilling the second pilot holes 28. Consequently, all the waste produced during the drilling of the second pilot holes 28 is sucked by the suction system 36. According to the invention, it is no longer necessary to disassemble the first and second parts 16 and 18 to clean the interface between the first and second contact faces S16, S18, which makes it possible to reduce the duration of the assembly process.

Le procédé d'assemblage comprend une étape de mise en place d'éléments de liaison temporaires 48 dans les premiers et deuxièmes avant-trous 24, 28.The assembly method comprises a step of placing temporary connecting elements 48 in the first and second pilot holes 24, 28.

Selon un mode de réalisation visible sur les figures 7 et 8, chaque élément de liaison temporaire 48 est une vis autoforeuse 50. Chacune d'elles comprend un corps cylindrique fileté 52 et une tête 54 reliée à une première extrémité 52.1 du corps cylindrique fileté 52. Selon une configuration, le corps cylindrique filetée 52 a un diamètre inférieur à celui des premiers avant-trous 24, le diamètre du corps cylindrique filetée 52 étant configuré pour obtenir un vissage de la vis autoforeuse 50 dans le deuxième avant-trou 28.According to one embodiment visible on the figures 7 and 8 , each temporary connecting element 48 is a self-drilling screw 50. Each of them comprises a threaded cylindrical body 52 and a head 54 connected to a first end 52.1 of the threaded cylindrical body 52. According to one configuration, the threaded cylindrical body 52 has a diameter smaller than that of the first pilot holes 24, the diameter of the threaded cylindrical body 52 being configured to obtain a screwing of the self-drilling screw 50 in the second pilot hole 28.

Au début de l'étape de mise en place, chaque vis autoforeuse 50 est approximativement centrée dans un avant-trou 24, la deuxième extrémité 52.2 du corps cylindrique 52 étant positionnée dans le deuxième avant-trou 28. En suivant, la vis autoforeuse 50 est vissée jusqu'à ce que la tête 54 soit en appui contre la première pièce 16, comme illustré sur la figure 8.At the start of the installation step, each self-drilling screw 50 is approximately centered in a pilot hole 24, the second end 52.2 of the cylindrical body 52 being positioned in the second pilot hole 28. Next, the self-drilling screw 50 is screwed until the head 54 rests against the first part 16, as illustrated in figure 8 .

Les vis autoforeuses 50 ont chacune un coût inférieur à celui des éléments de liaison temporaires 48 de l'art antérieur et peuvent être mises en place sans un outil spécifique.The self-drilling screws 50 each have a lower cost than that of the temporary connecting elements 48 of the prior art and can be put in place without a specific tool.

Le nombre d'éléments de liaison temporaires 48 et leur agencement sont déterminés de sorte qu'après la mise en place de tous les éléments de liaison temporaires 48, les première et deuxième pièces 16, 18 soient suffisamment maintenues pour permettre les étapes ultérieures de perçage des trous finaux 22 et de pose des éléments de liaison définitifs 20.The number of temporary connecting elements 48 and their arrangement are determined so that after the installation of all the temporary connecting elements 48, the first and second parts 16, 18 are sufficiently maintained to allow the subsequent drilling steps. of the final holes 22 and for laying the final connecting elements 20.

Le procédé d'assemblage comprend alors une étape de réalisation des trous finaux 22 entre les éléments de liaison temporaires 48, comme illustré sur la figure 9, ainsi qu'une étape de mise en place des éléments de liaison définitifs 20 dans les trous finaux 22, comme illustré sur la figure 11.The assembly method then comprises a step of making the final holes 22 between the temporary connecting elements 48, as illustrated in figure 9 , as well as a step of placing the final connecting elements 20 in the final holes 22, as illustrated in figure 11 .

Enfin, le procédé d'assemblage comprend les étapes de retrait des éléments de liaison temporaires 48, comme illustre sur la figure 11, de perçage des trous finaux 22 à la place des premiers et deuxièmes avant-trous 24, 28, comme illustré sur la figure 12, et de mise en place des éléments de liaison définitifs 20 dans les trous finaux 22, comme illustré sur la figure 13.Finally, the assembly method comprises the steps of removing the temporary connecting elements 48, as illustrated in figure 11 , drilling the final holes 22 in place of the first and second pilot holes 24, 28, as shown in figure 12 , and placing the final connecting elements 20 in the final holes 22, as illustrated in Figure 13.

Claims (5)

Procédé d'assemblage de première et deuxième pièces (16, 18) reliées dans un état assemblé par une pluralité d'éléments de liaison finaux (20), les première et deuxième pièces (16, 18) présentant des première et deuxième faces de contact (S16, S18) en regard l'une de l'autre dans l'état assemblé ainsi que des trous finaux (22) dans lesquels sont logés les éléments de liaison finaux (20), caractérisé en ce que le procédé d'assemblage comprend les étapes : - de réalisation de premiers avant-trous (24) dans la première pièce (16), - de dépose d'un mastic d'étanchéité (26) sur au moins l'une des première et deuxième faces de contact (S16, S18), - d'accostage des première et deuxième pièces (16, 18), - de réalisation de deuxièmes avant-trous (28) dans la deuxième pièce (18) en utilisant un outil de perçage (30) relié à un système d'aspiration (36) et équipé d'un canon de perçage (38) comportant une première partie (44) qui présente un diamètre extérieur inférieur ou égal à celui des premiers avant-trous (24) et une première extrémité (44.1) en appui contre la deuxième face de contact (S18) de la deuxième pièce (18) lors de la réalisation des deuxièmes avant-trous (28), - de mise en place d'éléments de liaison temporaires (48) positionnés dans les premiers et deuxièmes avant-trous (24, 28), - de réalisation de trous finaux (22) entre les éléments de liaison temporaires (48) et de mise en place des éléments de liaison définitifs (20) dans lesdits trous finaux (22), - de retrait des éléments de liaison temporaires (48), de perçage des trous finaux (22) à la place des premiers et deuxièmes avant-trous (24, 28) et de mise en place des éléments de liaison définitifs (20) dans lesdits trous finaux (22). A method of assembling first and second parts (16, 18) joined in an assembled state by a plurality of end connecting elements (20), the first and second parts (16, 18) having first and second contact faces (S16, S18) facing each other in the assembled state as well as final holes (22) in which the final connecting elements (20) are housed, characterized in that the assembly method comprises Steps : - making the first pilot holes (24) in the first part (16), - depositing a sealing mastic (26) on at least one of the first and second contact faces (S16, S18), - docking of the first and second parts (16, 18), - production of second pilot holes (28) in the second part (18) using a drilling tool (30) connected to a suction system (36) and equipped with a drilling barrel (38) comprising a first part (44) which has an outer diameter less than or equal to that of the first pilot holes (24) and a first end (44.1) bearing against the second contact face (S18) of the second part (18) during the production of the second pilot holes (28), - installation of temporary connecting elements (48) positioned in the first and second pilot holes (24, 28), - making final holes (22) between the temporary connecting elements (48) and placing the final connecting elements (20) in said final holes (22), - removing the temporary connecting elements (48), drilling the final holes (22) in place of the first and second pilot holes (24, 28) and positioning the final connecting elements (20) in said final holes (22). Procédé d'assemblage selon la revendication 1, caractérisé en ce que le diamètre extérieur de la première partie (44) du canon de perçage (38) est égal à celui des premiers avant-trous (24) pour que la première partie (44) du canon de perçage (38) soit emmanchée dans l'un des premiers avant-trous (24).Assembly method according to claim 1, characterized in that the outer diameter of the first part (44) of the drilling barrel (38) is equal to that of the first pilot holes (24) so that the first part (44) of the drilling barrel (38) is fitted into one of the first pilot holes (24). Procédé d'assemblage selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que la première partie (44) du canon de perçage (38) a une épaisseur de l'ordre de 0,6 mm.Assembly method according to one of the preceding claims, characterized in that the first part (44) of the piercing barrel (38) has a thickness of the order of 0.6 mm. Procédé d'assemblage selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que chaque élément de liaison temporaire (48) est une vis autoforeuse (50) comportant un corps cylindrique fileté (52) ainsi qu'une tête (54), ledit corps cylindrique fileté (52) présentant un diamètre inférieur à celui des premiers avant-trous (24) et étant configuré pour obtenir un vissage de la vis autoforeuse (50) dans l'un des deuxièmes avant-trous (28).Assembly method according to one of the preceding claims, characterized in that each temporary connecting element (48) is a self-drilling screw (50) comprising a threaded cylindrical body (52) as well as a head (54), said body cylindrical thread (52) having a diameter smaller than that of the first pilot holes (24) and being configured to obtain a screwing of the self-drilling screw (50) in one of the second pilot holes (28). Procédé d'assemblage de deux tronçons d'un aéronef mettant en œuvre le procédé d'assemblage selon l'une des revendications précédentes.Method of assembling two sections of an aircraft implementing the assembly method according to one of the preceding claims.
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